适于姿轨控一体的深空撞击器及协同控制方法与流程

本发明属于自主导航与制导控制领域，具体涉及一种适于姿轨控一体的深空撞击器及协同控制方法。

背景技术：

传统航天器控制方法一般采用姿控与轨控独立设计，首先根据轨控需求确定姿态指令，通过姿态控制算法计算开启相应的姿控推力室，将航天器姿态调至指令方向后，开启轨控发动机进行轨控。

深空撞击器受重量约束采用姿轨控推力室一体化结构设计，姿轨控推力室存在共用情况，深空撞击器控制系统设计时需要考虑适于深空撞击器的姿轨控一体约束下的协同控制方法，合理安排姿轨控的控制顺序，同时通过采用不同推力室的控制组合，实现深空撞击器姿轨控一体的需求。因此，本发明提出了一种适于姿轨控一体的深空撞击器及协同控制方法。

技术实现要素：

为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决现有的深空撞击器以及相应的协同控制方法鲁棒性差，不能满足需求的问题，本发明第一方面，提出了一种适于姿轨控一体的深空撞击器，所述深空撞击器包括：加固单元、集成单元、贮箱、第一推力装置和第二推力装置；

所述集成单元和所述贮箱对称分布于所述加固单元周侧；

所述第一推力装置包括第一推力室、第二推力室、第三推力室和第四推力室；所述第一推力室和所述第二推力室为第一组，所述第三推力室和所述第四推力室为第二组；第一组和第二组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧；

所述第二推力装置包括第五推力室、第六推力室、第七推力室和第八推力室；所述第五推力室和所述第六推力室为第三组，所述第七推力室和所述第八推力室为第四组；第三组和第四组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧；

第一组装设于第三组前端；第二组装设于第四组前端；

所述第一推力室和所述第二推力室同轴对向设置，且所述第一推力室和所述第二推力室推进方向向外；

所述第五推力室和所述第六推力室的轴线沿所述加固单元的轴线以设定角度对称设置。

在一些优选的实施方式中，所述第一推力装置用于所述深空撞击器的轨道控制与滚转通道控制；所述第二推力装置用于所述深空撞击器的俯仰、偏航与滚转三通道控制。

在一些优选的实施方式中，所述设定角度为锐角。

本发明的第二方面，提出了一种适于姿轨控一体的协同控制方法，基于上述的适于姿轨控一体的深空撞击器，该方法包括：

当深空撞击器无轨控需求时，所述第一推力装置用于滚转通道控制；所述第二推力装置用于俯仰通道和偏航通道的控制；

当深空撞击器有轨控需求时，所述第一推力装置用于轨道控制，所述第二推力装置用于俯仰、偏航与滚转通道的控制。

在一些优选的实施方式中，所述无轨控需求与有轨控需求的判断条件为：

其中，为轨控需求判断标志位，时进行轨控，时不进行轨控，为轨控控制门限，为轨控控制量。

在一些优选的实施方式中，所述轨控控制门限为预设的值或通过下式获取：

其中，为预设的系数，表示深空撞击器时刻的位置到目标天体的距离，表示深空撞击器预设结束轨控的位置到目标天体的距离，表示深空撞击器初始位置到预设结束轨控的位置的距离，，表示深空撞击器初始位置到目标天体的距离，为自然数，表示时刻。

在一些优选的实施方式中，“当深空撞击器无轨控需求时，所述第一推力装置用于滚转通道控制，所述第二推力装置用于俯仰通道和偏航通道的控制”，其方法为：

其中，、、、、、、和分别为第一推力室至第八推力室的开关量，取0表示关，取1表示开，、与分别为俯仰通道、偏航通道与滚转通道的控制量，取-1、0或1。

在一些优选的实施方式中，“当深空撞击器有轨控需求时，所述第一推力装置用于轨道控制，所述第二推力装置用于俯仰、偏航与滚转通道的控制”，其方法为：

。

本发明的有益效果：

本发明提高了深空撞击器协同控制的鲁棒性。本发明针对深空撞击器推力室布局结构，设计了一种姿轨控一体的协同控制方法，即通过判断轨控需求，分别针对有轨控需求和无轨控需求两种情况，在推力室受结构重量约束个数较少的情况下，采用不同推力室的控制组合，合理安排姿轨控的控制顺序，实现了深空撞击器的姿轨控一体化设计。

附图说明

通过阅读参照以下附图所做的对非限制性实施例所做的详细描述，本申请的其他特征、目的和优点将会变得更明显。

图1是本发明一种实施例的深空撞击器的整体结构示意图一；

图2是本发明一种实施例的深空撞击器的整体结构示意图二；

图3是本发明一种实施例的深空撞击器的整体结构示意图三；

图4是本发明一种实施例的适于姿轨控一体的协同控制方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、

完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

本发明第一实施例的一种适于姿轨控一体的深空撞击器，如图1、2、3所示，所述深空撞击器包括：加固单元、集成单元、贮箱、第一推力装置和第二推力装置；

所述集成单元和所述贮箱对称分布于所述加固单元周侧；

所述第一推力装置包括第一推力室1、第二推力室2、第三推力室3和第四推力室4；所述第一推力室1和所述第二推力室2为第一组，所述第三推力室3和所述第四推力室4为第二组；第一组和第二组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧；

所述第二推力装置包括第五推力室5、第六推力室6、第七推力室7和第八推力室8；所述第五推力室5和所述第六推力室6为第三组，所述第七推力室7和所述第八推力室8为第四组；第三组和第四组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧；

第一组装设于第三组前端；第二组装设于第四组前端；

所述第一推力室1和所述第二推力室2同轴对向设置，且所述第一推力室1和所述第二推力室2推进方向向外；

所述第五推力室5和所述第六推力室6的轴线沿所述加固单元的轴线以设定角度对称设置。

为了更清晰地对本发明适于姿轨控一体的深空撞击器进行说明，下面结合附图对本发明一种实施例中各模块进行展开详述。

深空撞击器包括加固单元、集成单元、贮箱、第一推力装置和第二推力装置；第一推力装置和第二推力装置各包括4个推力室。

其中，深空撞击器加固单元采用细长体构型，头部为子弹形以提高侵彻深度，后端配置探测载荷并由相应的热控、通信、能源、管理和缓冲等功能模块组成，用于高速撞击后存活自主管理以及与中继探测器进行通信，侧重于低功耗、不怕撞和能存活。

加固单元两侧外挂集成单元和贮箱，集成单元（位于加固单元的左侧）配置惯性测量单元、光学导航敏感器和推进控制装置，可进行自主导航和制导与控制，用于飞行接近阶段的导航制导与控制等工作，侧重于体积小、重量轻和能力强。

第一推力装置用于深空撞击器的轨道控制与滚转通道控制；第二推力装置用于深空撞击器的俯仰、偏航与滚转三通道控制。具体结构如下：

第一推力装置包括第一推力室1、第二推力室2、第三推力室3和第四推力室4；第一推力室1和第二推力室2为第一组，第三推力室3和第四推力室4为第二组；第一组和第二组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧，本实施例中优选设置于深空撞击器的质心位置处，在其他实施例中可以根据实际情况继续上下左右进行移动。

第二推力装置包括第五推力室5、第六推力室6、第七推力室7和第八推力室8；第五推力室5和所述第六推力室6为第三组，第七推力室7和第八推力室8为第四组；第三组和第四组对称布置于加固单元轴线的上侧和下侧；

第一组装设于第三组前端；第二组装设于第四组前端；

第一推力室1和第二推力室2同轴对向设置，且第一推力室1和第二推力室2推进方向向外；第三推力室3、第四推力室4和第一推力室1、第二推力室2结构布局一致，在本实施例中不再阐述。

第五推力室5和第六推力室6的轴线沿加固单元的轴线对称设置，第五推力室5和第六推力室6的轴线相对于加固单元的轴线以设定角度设置。设定角度为锐角。第七推力室7、第八推力室8和第五推力室5、第六推力室6布局结构一致，在本实施例中不再阐述。另外，第五推力室5、第六推力室6、第七推力室7和第八推力室8与加固单元所在平面成一定的倾斜角度。

加固单元与推力室之间还包括支撑结构，用于将推力室固定于深空撞击器的加固单元。

需要说明的是，上述实施例提供的适于姿轨控一体的深空撞击器，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，在实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块来完成，即将本发明实施例中的模块或者步骤再分解或者组合，例如，上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。对于本发明实施例中涉及的模块和步骤的名称，仅仅是为了区分各个模块或者步骤，不视为对本发明的不当限定。

本发明第二实施例的一种适于姿轨控一体的协同控制方法，如图4所示，基于上述的适于姿轨控一体的深空撞击器，该方法包括：

当深空撞击器无轨控需求时，所述第一推力装置用于滚转通道控制；所述第二推力装置用于俯仰通道和偏航通道的控制；

当深空撞击器有轨控需求时，所述第一推力装置用于轨道控制，所述第二推力装置用于俯仰、偏航与滚转通道的控制。

为了更清晰地对本发明适于姿轨控一体的协同控制方法进行说明，下面结合附图对本发明一种实施例中各步骤进行展开详述。

基于第一实施例改进的深空撞击器，姿轨控推力室存在共用情况，深空撞击器控制系统设计时需要考虑适于深空撞击器的姿轨控一体约束下的协同控制方法。如图4所示，具体如下：

步骤a100，进行轨控需求判断；

在本实施例中，根据轨控控制量与设置的轨控控制门限来判断深空撞击器是否需要进行轨控，如式（1）所示：

（1）

其中，为轨控需求判断标志位，时进行轨控，时不进行轨控；为轨控控制门限，单位：弧度；为轨控控制量，单位：弧度。

本发明中，轨控控制门限可以为设定的值，与轨控控制量进行比较判断，也可以根据深空撞击器从起始位置到目标天体的距离中轨控的占比量，对控制门限进行实时调整，以保证深空撞击器的精确控制，并节省燃料。具体如式（2）所示：

（2）

其中，为预设的系数，表示深空撞击器时刻的位置到目标天体的距离，表示深空撞击器预设结束轨控的位置到目标天体的距离，表示深空撞击器初始位置到预设结束轨控的位置的距离，，表示深空撞击器初始位置到目标天体的距离，为自然数，表示时刻。

步骤a200，当深空撞击器无轨控需求时，所述第一推力装置用于滚转通道控制；所述第二推力装置用于俯仰通道和偏航通道的控制；

在本实施例中，当无轨控需求，此时质心处的第一推力装置用于滚转通道控制，根据推力室布局可知，时，可产生正向滚转控制力矩，时，可产生负向滚转控制力矩，据比确定滚转通道控制指令，具体如式（3）（4）所示：

（3）

（4）

第二推力装置用于俯仰与偏航通道的控制，根据推力室布局可知：时，可产生负向俯仰控制力矩与正向偏航控制力矩；时，可产生负向俯仰控制力矩与负向偏航控制力矩；时，可产生正向俯仰控制力矩与负向偏航控制力矩；时，可产生正向俯仰控制力矩与正向偏航控制力矩，据此确定滚转通道控制指令，具体如式（5）（6）（7）（8）所示：

（5）

（6）

（7）

（8）

其中，、与分别为俯仰通道、偏航通道与滚转通道的控制量，取-1、0或1，-1表示控制量需求为负向，产生正向的控制力矩，0表示无控制需求，1表示控制量需求为正向，产生负向的控制力矩；、、、、、、和分别为第一推力室至第八推力室的开关量，取0表示关，取1表示开。

步骤a300，当深空撞击器有轨控需求时，所述第一推力装置用于轨道控制，所述第二推力装置用于俯仰、偏航与滚转通道的控制。

在本实施例中，当有轨控需求，此时质心处的四个推力室，即第一推力装置用于轨控，具体如式（9）（10）所示：

（9）

（10）

尾部四个推力室，即第二推力装置，用于俯仰、偏航与滚转通道的控制，具体如式（11）（12）（13）（14）所示：

（11）

（12）

（13）

（14）

另外，本发明中的轨控控制量获取的具体过程如下：

步骤s10，基于目标天体所处的引力体系确定参考系；

步骤s20，基于参考系构建目标天体和深空撞击器的二体模型和精确动力学模型；

二体模型如公式（15）所示：

（15）

其中，为深空撞击器对应的状态量，为深空撞击器的速度矢量，为目标天体的主要引力来源天体对深空撞击器的引力加速度。

精确动力学模型如公式（16）所示：

(16)

其中，为第三体摄动加速度，为太阳光压摄动加速度。

第三体摄动加速度如公式（17）所示：

（17）

其中，表示可能存在的第个第三体的摄动加速度，为可能存在的第个第三体的引力常数，为深空撞击器在目标天体参考系中的位置矢量，为第三体在目标天体参考系中的位置矢量；

太阳光压摄动加速度如公式（18）所示：

（18）

其中，为太阳辐射压力系数，为深空撞击器承受光压作用的有效截面积，为太阳在目标天体参考系中的位置矢量，为太阳常数，au为1天文单位，为深空撞击器在目标天体参考系中的位置矢量，为深空撞击器的质量。

基于任务要求设置工程约束条件，并基于工程约束条件构建轨道约束检测模型。

工程约束条件包括条件1至条件5的一种或多种：

所述条件1为：撞击任务起始时刻至撞击时刻之间，目标天体至太阳方向和目标天体至深空撞击器方向的夹角小于设定角度；

所述条件2为：撞击任务起始时刻至撞击时刻之间，目标天体与深空撞击器之间不存在其他天体；

所述条件3为：撞击任务起始时刻至撞击时刻之间，目标天体可以从地球直接观测到；

所述条件4为：撞击任务起始时刻至撞击时刻之间，深空探测器和地球之间的通信链路不受太阳影响；

所述条件5为：撞击时刻，深空撞击器相对于目标天体的相对速度。

步骤s30，以初始时刻变轨速度增量优化指标，以探测起始时刻和撞击时刻为优化变量，以轨道约束检测模型为约束条件，优化二体模型获得任务窗口，基于任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得深空撞击器的初始轨道集；

步骤s40，基于深空撞击器的初始轨道集，通过打靶法将精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得深空撞击器标称轨道；具体如下：

基于深空撞击器的初始轨道集，过目标天体中心在垂直于深空撞击器撞击时刻速度矢量方向建立撞击误差平面b；

以预测撞击点o为原点建立撞击偏差坐标系，坐标系以撞击时刻时深空撞击器的速度矢量方向为s轴，选取目标天体北极方向作为参考方向单位矢量，也可根据任务需求设定其他的方向作为参考方向，基于s轴和参考方向单位矢量在所述撞击误差平面b上设定撞击偏差坐标系的t轴和r轴，设定t轴为误差平面b上同时垂直于s轴和参考方向单位矢量的坐标轴；

t轴的单位矢量如公式（19）所示：

（19）

其中，表示s轴的单位矢量。

根据单位矢量和计算出r轴的单位矢量如公式（20）所示：

（20）

误差平面b上误差矢量的单位矢量如公式（21）所示：

（21）

其中，和分别为撞击时刻深空撞击器相对目标天体中心的位置矢量和速度矢量，从而深空撞击器与目标天体中心的最短距离如公式（22）所示：

（22）

以目标天体在撞击时刻对应位置为打靶量，通过打靶法求解精确动力学模型的数值积分，不断修正初始时刻变轨速度调整撞击误差，当满足设定的误差要求时，该轨道为标称轨道。

根据确定的标称轨道获取深空撞击器的轨控控制量。

本领域技术人员应该能够意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的模块、方法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，软件模块、方法步骤对应的程序可以置于随机存储器（ram）、内存、只读存储器（rom）、电可编程rom、电可擦除可编程rom、寄存器、硬盘、可移动磁盘、cd-rom、或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。为了清楚地说明电子硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以电子硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。本领域技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不是用于描述或表示特定的顺序或先后次序。

术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、方法、物品或者设备/装置所固有的要素。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。